Керований літальний апарат

Керований літальний апарат, що містить корпус з постійно відхиленою носовою частиною, щи 3 83237 Задача винаходу є забезпечити при мінімальних вагових витрата х на виконавчі органи безперервне керування і регулювання кута атаки та кута рискання в атмосфері і задані відходи від опорної балістичної траєкторії при польоті ЛА з великими перевантаженнями за рахунок того, що аеродинамічний щиток, який відхиляється, встановлений в одній площині з постійно відхиленою носовою частиною і протилежно напрямку відхилення носової частини у порожнині, яку виконано в кормовій частині корпусу літального апарата, при цьому зовнішня поверхня щитка вписана в контур зовнішнього обводу корпуса літального апарата, а аеродинамічні рулі встановлені в площині перпендикулярній площині відхилення постійно відхиленої носової частини, для керування щодо подовжньої осі (по крену). Пропоноване рішення має наступні суттєві відмітні (від прототипу) ознаки: - аеродинамічний щиток, який відхиляється, встановлений в одній площині з постійно відхиленою носовою частиною і протилежно напрямку відхилення носової частини у порожнині, яку виконано в кормовій частині корпусу літального апарата; - аеродинамічний щиток у ви хідному положенні вписаний у зовнішній контур зовнішнього обводу корпуса. - у площині перпендикулярній площині відхилення носової частини й установки щитка в кормовій частині розміщені аеродинамічні рулі для керування по крену. Сукупність нових суттєви х відмітних ознак з відомими суттєвими існуючими ознаками забезпечує одержання нового технічного результату: забезпечити при мінімальних вагови х витрата х на виконавчі органи безперервне керування і регулювання кута атаки в атмосфері і задані відходи від опорної балістичної траєкторії при польоті ЛА з великими перевантаженнями. Для пояснення конструкції запропонованого ЛА і функціонування його елементів додаються креслення, на яких зображені: на Фіг.1 - загальний вигляд керованого ЛА, на Фіг.2 - загальний вигляд ЛА з торця (Вид А Фіг.1). Пропонована конструкція керованого ЛА включає: носову частину 1, приборно-агрегатний відсік 2, корпус ЛА 3, аеродинамічні рулі 4 (рулі крену), аеродинамічні рулі 5 (предруль), аеродинамічний щиток 6, силовий гідроциліндр привода 7, антена 8, радіопрозоре вікно 9, сопла 10 рухової установки. Носова частина 1 ЛА відхилена щодо подовжньої осі на фіксований кут. У кормовій частині приборно-агрегатного відсіку на зовнішній бічній поверхні корпуса 3 у площині перпендикулярній площини відхилення носової частини, встановлені аеродинамічні рулі, що складаються з двох частин: рухомої 4 (рулі крену) і нерухомої 5 (предруль). Нерухома частина 5 руля закріплена на корпусі 3. Послідовно за нерухомою частиною предруля 5 з мінімальним зазором установлені поворотні аеродинамічні поверхні рухомої частини руля кре 4 ну 4, що не виступають по висоті над нерухомою частиною 5. Носок поворотного руля крену 4 виконаний сферичним з теплостійкого матеріалу і не вихідним із загального профілю при поворотах. У площині відхилення носової частини шарнірно, з можливістю повороту на заданий кут щодо корпуса 3 встановлений аеродинамічний щиток 6, з'єднаний із силовим гідроциліндром 7 привода. У вихідному положенні поверхня аеродинамічного щитка вписана в зовнішній контур зовнішнього обведення корпуса приборно-агрегатного відсіку 2. Усередині кормової частини корпуса приборноагрегатного відсіку 2 встановлена антена 8 системи зовнішніх вимірів. Антена 8 випромінюючою поверхнею орієнтована убік зовнішньої поверхні відсіку, а радіопрозоре вікно 9 виконане на одному рівні з бічною поверхнею корпуса приборноагрегатного відсіку. Аеродинамічний щиток 6 виконаний у вигляді частини оболонки конічної поверхні із силовим набором і припливами з внутрішньої сторони. На зовнішню поверхню щитка нанесений теплостійкий матеріал. У припливах організована серга для з'єднання зі штоком гідроциліндра привода 7. На днище ЛА встановлені сопла 10 рухової установки. При проведенні, наприклад, моніторингу Земної поверхні або при поверненні балістичної капсули з результатами досліджень, функціонування керованого ЛА з фіксовано відхиленим носовим конусом і даним розташуванням виконавчих органів здійснюється в такий спосіб. При спуску у виряджених шарах атмосфери, статично стійкий керований ЛА за допомогою сопел 10 рухової установки закручується до заданої кутової швидкості і рухається по траєкторії близької до балістичної. При досягненні ЛА розрахункової висоти польоту здійснюється зупинка закручення соплами рухової установки. При цьому стабілізація по куту щодо подовжньої осі здійснюється аеродинамічними рулями крену 4. Рулі 4 відхиляються в двох напрямках за допомогою виконавчих механізмів. Одночасно, для виключення передчасного неорієнтованого сходу ЛА з балістичної траєкторії при постійно відхиленому на фіксований кут носовому конусі, при зупинці обертання, у потік уводиться на заданий кут щиток 6. У такому положенні ЛА планерує і робить огляд Земної поверхні. Маневрування ЛА починається в щільних шарах атмосфери. У разі потреби зміни траєкторії польоту ЛА за допомогою виконавчого механізму 7 щиток 6 виводиться з потоку і ЛА встановлюється в нове статично стійке положення. Реалізуюча при цьому піднімальна сила, за рахунок кута атаки при постійно відхиленій носовій частині, веде ЛА від основної балістичної траєкторії. Необхідна площина польоту підтримується за допомогою аеродинамічних рулів 4. Маневр у будь-якій іншій площині польоту забезпечується розворотом ЛА щодо своєї подовжньої осі і стабілізації його при суміщенні необхідної площини маневру з площиною відхилення носової частини ЛА, у т.ч. із забезпеченням маневру пікірування. 5 83237 Пропонована конструкція керованого ЛА дозволяє забезпечити зміну траєкторії в атмосфері з безперервним аеродинамічним керуванням по трьох осях, зокрема щодо подовжньої вісі за допомогою аеродинамічних рулів 4; однієї з поперечних вісей - регулюванням щитком 6 балансировочного кута атаки, створюваного постійно відхиленим на фіксований кут носовим конусом; а щодо іншої поперечної вісі - шля хом розворотів ЛА рулями 4 і спільною роботою щитка 6. При цьому щиток 6, розташований з навітряної сторони в набігаючому потоці, забезпечує максимальну ефективність, як керуючого органа, у каналі тангажу і дозволяє здійснювати зміну балансировочного кута, який створений відхиленою носовою частиною. Таким чином, запропоноване технічне рішення дозволяє досягти технічний результат: забезпечи Комп’ютерна в ерстка В. Клюкін 6 ти при мінімальних вагових витратах на виконавчі органи безперервне керування і регулювання кута атаки в атмосфері і задані відходи від опорної балістичної траєкторії у будь-якій площині при польоті ЛА з великими перевантаженнями за рахунок спільної роботи постійно відхиленої носової частини, аеродинамічного щитка, що відхиляється, і аеродинамічних рулів. Крім того застосування аеродинамічного керування дозволяє максимально використовувати кінетичну енергію високошвидкісних ЛА для забезпечення маневру, розширити маневрені можливості і забезпечити застосування на ЛА різних систем корекції і їхню працездатність. Джерела інформації: 1. Патент США №3.511.453. 2. «Астронавтика і ракетодінаміка» №12 1982р. стор.6 і стор. 7 - прототип. Підписне Тираж 26 прим. Міністерство осв іт и і науки України Держав ний департамент інтелектуальної в ласності, вул. Урицького, 45, м. Київ , МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут промислов ої в ласності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601